Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна
Определение диапазона горизонтальных скоростей полета По кривым потребных и располагаемых тяг определим на выбранных высотах характерные скорости горизонтального полета самолета: Влияние изменения массы на летные характеристики Для выполнения полета на современном транспортном самолете полетная масса значительно уменьшается вследствие выработки топлива,. Определение границ, радиуса и времени… Читать ещё >
Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна (реферат, курсовая, диплом, контрольная)
МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ БЮДЖЕТНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ
«УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)»
КАФЕДРА ЛЭ И БП КУРСОВАЯ РАБОТА по учебной дисциплине «Аэродинамика и динамика полета магистральных воздушных судов»
на тему:
«Расчет летно-технических характеристик транспортного ВС»
Ульяновск 2012 г Содержание
1. Общий вид самолета Ту-154
1.1 Исходные данные
2. Расчет ЛТХ ВС при всех работающих двигателях
2.1 Построение полетных поляр транспортного ВС
2.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг
2.3 Влияние изменения массы на летные характеристики
2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полета
2.5 Определение вертикальной скорости набора высоты
2.6 Расчет характеристик взлета в стандартных условия
2.7 Расчет посадочных характеристик в стандартных условиях
3. Расчет характеристик ВС при выполнении установившегося виража
3.1 Построение кривых потребных тяг на вираже
3.2 Определение границ, радиуса и времени виража
4. Результаты расчетов. Выводы Список используемой литературы самолет летный тяга вираж
1.Общий вид самолета Ту-154
1.1 Перечень исходных данных в соответствии с выданным заданием
бє | 20* | |||||||||
Cyа | — 0,23 | — 0,03 | 0,17 | 0,37 | 0,57 | 0,87 | 1,02 | 1,07 | 1,09* | |
М | Cyа | 0,1 | 0,2 | 0,4 | 0,6 | 0,8 | 1,0 | 1,09* | ||
М? 0,5 | Cxа | 0,019 | 0,019 | 0,02 | 0,027 | 0,038 | 0,055 | 0,089 | 0,123 | |
М = 0,7 | Cxа | 0,021 | 0,021 | 0,022 | 0,029 | 0,043 | 0,066 | ; | ; | |
М = 0,8 | Cxа | 0,0222 | 0,0222 | 0,023 | 0,031 | 0,047 | ; | ; | ; | |
M = 0,9 | Cxа | 0,026 | 0,026 | 0,028 | 0,042 | ; | ; | ; | ; | |
M = 0,94 | Cxа | 0,036 | 0,036 | 0,039 | 0,059 | ; | ; | ; | ; | |
S, м2 | L, м | P0 взл. кН | P0 ном. кН | Мmax. доп. | qпред., Н/м2 | ?доп, град | Gтоп | |||
201,5 | 37,5 | 78,5 | 0,88 | 0,2 | ||||||
mвзл,. Т | nэ max.доп. | Hрасч, км | Hрасч. Крена, км | |
2,0 | 0;2;7;12 | |||
2.Расчет ЛТХ ВС при всех работающих двигателях
2.1 Построение полетных поляр транспортного ВС Значение коэффициента подъемной силы Су определяются из условия равновесия подъемной силы Yа и веса G (mg) в горизонтальном полете.
;
Таблица № 1
Значение Суа для различных высот и чисел М полета при расчете и построении полетных поляр самолета
Н, км | H=2000 | H=7000 | ||||
с, кг/м3 | 1,226 | 0,819 | 0,5901 | 0,312 | ||
а, м/c | 340,2 | 332,5 | 312,2 | 295,1 | ||
А=2G/сSа2 | 0,55 584 | 0,871 047 | 0,1 371 253 | 0,290 279 | ||
Значения Суа | М = 0,5 | 0,2 879 495 | 0,4 533 067 | 0,5 235 074 | 0,959 601 | |
М = 0,7 | 0,1 777 648 | 0,2 798 475 | 0,3 231 857 | 0,592 407 | ||
М = 0,8 | 0,1 361 012 | 0,2 142 583 | 0,2 474 391 | 0,453 561 | ||
М = 0,9 | 0,1 075 367 | 0,1 692 905 | 0,1 955 074 | 0,358 369 | ||
М = 0,94 | 0,985 794 | 0,1 551 893 | 0,1 792 225 | 0,328 519 | ||
По результатам расчета и исходным данным построены полетные поляры и зависимость CYa от угла атаки (Рис. 1а и 1б)
2.2 Построение кривых потребных и располагаемых тяг
1. Задаемся рядом значений скорости от Vсв при Суа мах до 900 км/ч
2. По формуле Cya = 2G/SсV2
вычисляем значения Cya, потребные для горизонтального полета на заданной скорости.
3. На полетной поляре ГП (Н=0) находим значения CXа для каждого значения потребного Сyа и по этим значениям вычисляем K
4. По формулам вычисляем тягу, потребную для горизонтального полета на заданной скорости
Таблица № 2
H=0 | ||||||||||
Параметр | Cyа1=Суа мах | Cyа2 | Cyа3 | Cyа4 | Cyа5 | Cyа6 | Cyа7 | Cyа8 | Cyа9 | |
V (м/с) | ||||||||||
V (км/ч) | ||||||||||
Vпр (км/ч) | ||||||||||
M | 0,226 | 0,249 | 0,264 | 0,282 | 0,304 | 0,333 | 0,373 | 0,43 | 0,527 | |
Cyа | 1,09 | 0,9 | 0,8 | 0,71 | 0,6 | 0,5 | 0,4 | 0,3 | 0,2 | |
Cxа | 0,123 | 0,07 | 0,055 | 0,045 | 0,038 | 0,032 | 0,027 | 0,023 | 0,02 | |
K | 8,9 | 12,9 | 14,5 | 15,6 | 15,8 | 15,6 | 14,8 | |||
Pп | ||||||||||
H=2000 | ||||||||||
Cyа1=Суа мах | Cyа2 | Cyа3 | Cyа4 | Cyа5 | Cyа6 | Cyа7 | Cyа8 | Cyа9 | ||
V (м/с) | ||||||||||
V (км/ч) | ||||||||||
Vпр (км/ч) | ||||||||||
M | 0,255 | 0,281 | 0,298 | 0,318 | 0,344 | 0,376 | 0,421 | 0,486 | 0,595 | |
Cyа | 1,09 | 0,9 | 0,8 | 0,7 | 0,6 | 0,5 | 0,4 | 0,3 | 0,2 | |
Cxа | 0,123 | 0,07 | 0,055 | 0,045 | 0,038 | 0,032 | 0,027 | 0,023 | 0,022 | |
K | 8,9 | 12,9 | 14,5 | 15,6 | 15,8 | 15,6 | 14,8 | 9,1 | ||
Pп | ||||||||||
H=7000 | ||||||||||
Cyа1=Суа мах | Cyа2 | Cyа3 | Cyа4 | Cyа5 | Cyа6 | Cyа7 | Cyа8 | Cyа9 | ||
V (м/с) | ||||||||||
V (км/ч) | ||||||||||
Vпр (км/ч) | ||||||||||
M | 0,355 | 0,391 | 0,414 | 0,443 | 0,478 | 0,524 | 0,586 | 0,677 | 0,741 | |
Cyа | 1,09 | 0,9 | 0,8 | 0,7 | 0,6 | 0,5 | 0,4 | 0,3 | 0,25 | |
Cxа | 0,123 | 0,07 | 0,055 | 0,045 | 0,038 | 0,0325 | 0,029 | 0,026 | 0,027 | |
K | 8,9 | 12,9 | 14,5 | 15,6 | 15,8 | 15,4 | 13,8 | 11,5 | 9,3 | |
Pп | ||||||||||
H=12 000 | ||||||||||
Cyа1=Суа мах | Cyа2 | Cyа3 | Cyа4 | Cyа5 | Cyа6 | Cyа7 | Cyа8 | |||
V (м/с) | ||||||||||
V (км/ч) | ||||||||||
Vпр (км/ч) | ||||||||||
M | 0,516 | 0,539 | 0,568 | 0,602 | 0,668 | 0,696 | 0,762 | 0,803 | ||
Cyа | 1,09 | 0,9 | 0,8 | 0,65 | 0,6 | 0,5 | 0,45 | |||
Cxа | 0,123 | 0,089 | 0,069 | 0,056 | 0,045 | 0,042 | 0,037 | 0,035 | ||
K | 8,9 | 11,2 | 14,3 | 14,4 | 14,3 | 13,5 | 12,9 | |||
Pп | ||||||||||
По результатам расчета таблиц построим потребные и располагаемые тяги горизонтального полета (Рис. 2)
На основании анализа графиков потребных и располагаемых тяг данные по характерным скоростям горизонтального полета, а также избыток тяги ДP вносятся в таблицу № 3.
Таблица № 3
Изменение характерных скоростей и избытка тяги с увеличением высоты
Параметры | Vсв | Vнв | Vmax | ДP, кН | |
Н=0 | |||||
Н=4000 | |||||
Н=8000 | |||||
Н=12 000 | |||||
2.3 Влияние изменения массы на летные характеристики Для выполнения полета на современном транспортном самолете полетная масса значительно уменьшается вследствие выработки топлива,
а т.к., то сила тяги, то график при меньшей массе смещается вниз и влево (Рис. 3)
Таблица № 4
Влияние изменения массы на характерные скорости и избыток тяги при Н=0
Параметры | Vсв | Vнв | Vmax | Д P, кН | |
m=90 000 | |||||
m=95 000 | |||||
m=80 000 | |||||
2.4 Определение диапазона горизонтальных скоростей полета По кривым потребных и располагаемых тяг определим на выбранных высотах характерные скорости горизонтального полета самолета:
— максимальную Vmax
— минимальную теорет. (сваливания Vсв)
— наивыгоднейшую Vнв На графике (Рис.4) также покажем ограничения скорости полета по максимальному скоростному напору qmax и по предельному числу М полета
(по q)
(по M)
Таблица № 5
H (м) | H=0 | H=4000 | H=8000 | H=12 000 | |
Vqmax | |||||
Vмmax | |||||
2.5 Определение вертикальной скорости набора Вертикальная скорость самолета равна:
Таблица № 6
H=0м | |||||
V, км/ч | |||||
PV, кВт | |||||
Vy, м/с | 18,18 | 18,69 | 18,6 | 17,82 | |
H=4000м | |||||
V, км/ч | |||||
PV, кВт | |||||
Vy, м/с | 15,08 | 15,2 | 15,11 | 14,19 | |
H=8000м | |||||
V, км/ч | |||||
PV, кВт | |||||
Vy, м/с | 9,48 | 9,88 | 9,39 | 8,49 | |
H=12 000м | |||||
V, км/ч | |||||
PV, кВт | |||||
Vy, м/с | 4,26 | 4,59 | 4,02 | 3,1 | |
По этим данным строим вспомогательные кривые ДPV=f (V) (Рис.5), затем по ним определяем (ДPV)max и по формуле Определяем VYmax, после чего строим кривую VYmax=f (H) (Рис 6), по которому определяем теоретический и практический потолки самолета.
На объединенном графике зависимости скоростей от высоты (Рис 4), покажем значение практического потолка.
2.6 Определение характеристик взлета в стандартных условиях Скорость отрыва:
для ТРД с 3-мя двигателями
где СYmax — для взлетной конфигурации СYmax определяем по графику в начальных условиях в методическом пособии СYmax=1,09
VminT = 77 м/с = 277 км/ч
Vотр= 88 м/с = 318 км/ч Длина разбега:
где
Pотр определяем на графике потребных и располагаемых тяг
Pср = 264 500 Н;
Lр = 1314 м;
; V2 = 277*1,2= 332 км/ч;
где и
СXотр определяется по поляре для взлетной конфигурации, для этого необходимо найти СYотр
Cyотр = 1,25; Cxотр = 0,125;
Xотр = 120 513 Н; = 129 487 H ;
Cy2 = 1,2; Cx2 = 0,123;
X2 = 129 120 H; =115 880 H;
Pср=122 683 H;
Lрн = 481 м.
Длина взлетной дистанции определяется по формуле
Lвзл = Lр+Lрн = 1314+481= 1795 м
2.7 Расчет посадочных характеристик в стандартных условиях
mпос.=mвзл.-0,8 mт;
mт=0,2*81 000=16200 кг;
mпос=81 000−0,8*16 200=68040 кг.
Величина посадочной скорости определяется по формуле
где СYmax — максимальное значение СY для посадочной конфигурации
VminT = 50м/c = 180 км/ч;
Vпос= 60 м/с = 217 км/ч Длина пробега определяется по формуле
где Кст — аэродинамическое качество самолета на стояночном угле атаки 3о и fпр — приведенный коэффициент трения на пробеге 0,25
Kст = 1,03; Lпр = 377 м Длина участка выравнивания и выдерживания
; h=10 м, Кср=7;
Vнвыр = 71 м/с = 254 км/ч;
Lвв = 294 м Длина предпосадочного снижения
где
Lсн =150 м;
Длина воздушного участка
Lву=Lсн+Lвв=150+294= 444 м;
Длину посадочной дистанции
Lпос=Lву+Lпр=444+377 = 821 м
3.Расчет характеристик ВС при выполнении установившегося виража
3.1 Построение кривых потребных мощностей на вираже Используя следующие соотношения между скоростью и тягой на вираже и в горизонтальном полете на заданной высоте Н расч крена
;; P = G/K; Рв = Р ny1,5
; ,
Значения расчетных ny () выбираем произвольно. Обязательным является расчет с и с, соответствующим максимально допустимой эксплуатационной перегрузке.
Таблица № 7
Расчет потребных тяг на вираже
cos? | nу | Vв нв, км/ч | Pв, кH | rв, м | tв, с | Vсв км/ч | Vmax км/ч | ||
; | ; | ||||||||
0,866 | 1,1547 | ||||||||
62,282 | 0,4651 | 2,15 | |||||||
0,342 | 2,9238 | ; | |||||||
Построим кривые потребных и располагаемых тяг на вираже и изменение минимальной потребной тяги в зависимости от угла крена (Рис. 8)
3.2 Определение границ, радиуса и времени виража Минимальный радиус и время виража на Н=0м получаются при развороте с креном 62,28 и предельной перегрузкой 2,15 и составляют 1235 м за 51с.
4.Результаты расчетов. Выводы Практический потолок…12 200 м Посадочная скорость…217км/ч Длина пробега…377 м Посадочная дистанция…821 м Скорость отрыва…318 км/ч Длина разбега…1314 м Взлетная дистанция…1795 м Минимальный радиус виража на высоте 2000м…1235 м Время виража… .51с Потребная взлетная мощность для самолета вычисляется по формуле:
Потребная тяга из условий продолженного взлета с одним отказавшим двигателем будет равна:
С увеличением высоты:
потребная мощность сдвигается вправо, в сторону увеличения потребных скоростей полета, а на больших высотах вследствие больших истинных скоростей еще и поднимается вверх из-за влияния сжимаемости (уменьшается качество К);
располагаемая мощность все время уменьшается, что приводит к увеличению наивыгоднейшей скорости, скорости сваливания, росту максимальной скорости (в начале) и уменьшению избытка мощности и как следствие — вертикальных скоростей;
уменьшается диапазон скоростей;
уменьшается скорость ограничения по числу М вследствие уменьшения с высотой скорости звука (ограничение по числу М существует для недопущения уменьшения устойчивости и управляемости ВС при подходе к Мкр вследствие создания сверхзвуковых зон на крыле);
увеличивается скорость ограничения по скоростному напору вследствие уменьшения с высотой плотности (ограничение по скоростному напору диктуется прочностью конструкции ВС).
С уменьшением полетной массы потребная тяга сдвигается влево и вниз, что приводит:
к расширению диапазона скоростей;
увеличению избытка тяги, и как следствие — увеличению вертикальных скоростей и потолка ВС;
Максимальная высота, на которой может лететь самолет, используя свою тягу, называется теоретическим потолком (Hт). Набрать же эту высоты самолет не может ввиду постоянно уменьшающейся вертикальной скорости с поднятием на высоту. Поэтому было введено понятие практического потолка (Hпр.), под которым подразумевается высота, на которой самолет может иметь максимальную вертикальную скорость (VYmax) 0,5 м/с. Помимо всего прочего ВС имеет определенные прочностные характеристики и характеристики оборудования, которое ограничивает использование данного вида ВС на больших высотах, поэтому было введено понятие максимально допустимой высоты (HMAXдоп).
Сравнивая результаты расчетов с ЛТХ реального самолета по РЛЭ можно отметить, что присутствуют расхождения в расчетах при расчете значений и построении графиков.
Список используемой литературы
1. Аэродинамика и динамика полета МВС: метод. указания по выполнению курсовой работы «Расчет летно-технических характеристик транспортного воздушного судна» / Е. Н. Коврижных, В. П. Бехтир, Ю. Н. Стариков. — Ульяновск: УВАУГА (И), 2011. — 54 с.
2. Лигум Т. И., Скрипниченко С. Ю., Шишмарев А. В. «Аэродинамика самолета Ту-154-Б»; Москва «Транспорт» 1985 г.
3.Бехтир, В. П. Практическая аэродинамика самолета Ту-154М: учеб. пособие / В. П. Бехтир, В. М. Ржевский, В. Г. Ципенко. — М.: Воздушный транспорт, 1984. -286с.